Combustion and Ignition dynamics with a novel laser ignition technologies for methane-oxygen rocket engines

甲烷-氧气火箭发动机采用新型激光点火技术的燃烧和点火动力学

基本信息

批准号：
21KK0257
负责人：
中谷辰爾
金额：
$ 9.9万
依托单位：
The University of Tokyo
依托单位国家：
日本
项目类别：
Fund for the Promotion of Joint International Research (Fostering Joint International Research (A))
财政年份：
2022
资助国家：
日本
起止时间：
2022 至 2024
项目状态：
已结题

项目摘要

近年，ロケットエンジンにおいて振動燃焼などへの対応などの開発コストを下げるためエンジンをクラスター化し大推力に対応する手法が取られている．クラスターエンジンを同期して点火することが必要であるが，従来の電気火花やトーチでは点火の同期が困難である．点火がスムーズに行うことが出来なければ燃焼器内に混合気が滞留し大きな圧力スパイクや不安定燃焼が生じ，燃焼器を破壊する．本研究では，高度に同期が可能な点火手法としてレーザー点火に着目している．近接2点レーザーブレイクダウン火花点火手法を提案し限界付近でロバストな火炎核を形成するメカニズムを調べている．また，メタンを推進剤とするロケットエンジンへのレーザー点火の応用を行っている．本年度は，基礎研究としてメタン/空気混合気に対して，近接2点レーザー点火によって生じる衝撃波の干渉により形成される流れ場により，サードローブの形成を抑制するのに加え，マッハステム形成の流れ場を用いたロバストな火炎核を形成した．その条件をブラスト波理論や衝撃波前後の関係式により明らかにした．特に，高圧力，希薄限界付近の混合気に対して，単点でのレーザー点火と比較して，最小点火エネルギーを低減するのに加え，火炎伝播に移行する誘導期間を低減することを示した．また，ロケットエンジン燃焼器における高圧力，高温度場における状態量計測手法として，OH*およびCH*化学発光測定の応用を検討した．まず大気圧の平面火炎バーナーを使用し，反応帯近くおよび高温ガスの温度測定手法の検討を行った． OH*の化学発光挙動は強く高温ガスの温度測定に応用することができる可能性を示した．一方で，火炎帯近傍においては，熱平衡の過程から離れる分布が示された．DLRのロケットエンジンモデル燃焼器内において，分光測定を実施することで，本手法の適用可能性が確認されている．

近年来，为了通过处理振荡燃烧等降低火箭发动机的开发成本，采用了发动机集群的方法来处理大推力。需要对集群发动机进行同步点火，但用传统的电火花或火炬进行同步点火比较困难。如果点火不能顺利进行，空气燃料混合物将保留在燃烧器中，导致较大的压力峰值和不稳定的燃烧，从而损坏燃烧器。这项研究的重点是激光点火作为一种高度同步的点火方法。我们提出了一种两点近距离激光击穿火花点火方法，并研究了在极限附近形成坚固火焰核心的机制。我们还将激光点火应用于使用甲烷作为推进剂的火箭发动机。今年，我们将开展甲烷/空气混合物的基础研究，利用两个紧邻的激光点火点产生的冲击波干涉形成的流场抑制第三瓣的形成，并研究马赫干流场使用形成坚固的火焰内核。利用爆炸波理论和冲击波前后的关系式阐明了条件。特别是，对于高压下接近稀薄极限的混合物，结果表明，与单点激光点火相比，除了降低最小点火能量外，导致火焰传播的诱导期也缩短了。我们还研究了 OH* 和 CH* 化学发光测量作为测量火箭发动机燃烧室高压和高温场状态量的方法的应用。首先，研究了使用大气压平焰燃烧器测量反应区附近的温度和高温气体的方法。 OH*的化学发光行为强烈表明了其应用于高温气体温度测量的可能性。另一方面，在火焰区附近，观察到远离热平衡过程的分布。通过在 DLR 火箭发动机模型燃烧室内进行光谱测量，已经证实了该方法的适用性。